固/液体火箭发动机

固体火箭发动机

固体火箭发动机为使用固体推进剂的化学火箭发动机。固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。

1简介

固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中空圆柱体（中空部分为燃烧面，其横截面形状有圆形、星形等）。药柱置于

结构图

燃烧室（一般即为发动机壳体）中。在推进剂燃烧时，燃烧室须承受2500～3500度的高温和102～2×107帕的高压力，所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。

点火装置用于点燃药柱，通常由电发火管和火药盒（装黑火药或烟火剂）组成。通电后由电热丝点燃黑火药，再由黑火药点火燃药拄。

喷管除使燃气膨胀加速产生推力外，为了控制推力方向，常与推力向量控制系统组成喷管组件。该系统能改变燃气喷射角度，从而实现推力方向的改变。

药柱燃烧完毕，发动机便停止工作。

固体火箭发动机与液体火箭发动机相比较，工作时间短，加速度大导致推力不易控制，重复起动困难，从而不利于载人飞行。

固体火箭发动机主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。

2组成

固体火箭发动机主要由壳体、固体推进剂、喷管组件、点火装置等四部分组成，其中固体推进剂配方及成型工艺、喷管设计及采用材料与制造工艺、壳体材料及制造工艺是最为关键的环节，直接影响固体发动机的性能。固体推进剂配方各种组分的混合物可以用压伸成型工艺预制成药柱再装填到壳体内，也可以直接在壳体内进行贴壁浇铸。壳体直接用作燃烧室。喷管用于超音速排出燃气，产生推力；喷管组件还要有推力矢量控制（TVC）系统来控制导弹的飞行姿势。点火装置在点火指令控制下解除安全保险并点燃发火药产生高温高压火焰用于点燃壳体内的推进剂。

3原理

固体火箭发动机属于化学火箭发动机，用固态物质（能源和工质）作为推进剂。固体推进剂点燃后在燃烧室中燃烧，产生高温高压的燃气，即把化学能转化为热能；燃气经喷管膨胀加速，热能转化为动能，以极高的速度从喷管排出从而产生推力推动导弹向前飞行。

4固体推进剂

固体推进剂是由氧化剂、燃料（可燃剂）和其他添加剂组成的固态混合物，按配方组分性质可分为单基推进剂、双基推进剂、复合推进剂、改性双基推进剂等；按质地的均匀性分为均质推进剂（如单基、双基推进剂）和异质推进剂（如复合推进剂和改性双基推进剂）；按能量水平分为高能、中能、低能推进剂，比冲大于2450牛?秒/千克（即250秒）为高能，2255牛?秒/千克（即230秒）到2450牛?秒/千克为中能，小于2255牛?秒/千克为低能；按特征信号分为有烟、微烟、无烟推进剂。 固体推进剂分类单基推进剂 Simple Base propellant由单一化合物（如硝化纤维素，即硝化棉，简称NC）组成，它的分子结构中包含可燃剂和氧化剂，溶于挥发性溶剂中，经过膨润、塑化、压伸成型，除去溶剂即可。单基推进剂由于能量水平太低，现代固体发动机不再使用。

HICT-450固体火箭发动机无损检测自动化系统

双基推进剂

Double Base Propellant理论比冲为170～220秒（1660~2150牛?秒/千克），密度1.55~1.65克/立方厘米 。危险等级1.3级。双基推进剂主要由硝化纤维素、硝化甘油（NG）和一些添加剂组成，两种主要成分的分子结构中都含有可燃剂和氧化剂。硝化纤维部分溶于硝化甘油，加入挥发性或不挥发溶剂及其它添加剂，经溶解塑化，成为均相物体，使用压伸成型（或称挤压成型）工艺即可制成不同形状药柱。双基推进剂的优点是药柱质地均匀，结构均匀，再现性好；良好的燃烧性能，燃烧速度压力很小；工艺性能好；具有低特征信号，排气少烟或无烟；常温下有较好的安定性、力学性能和抗老化性能；原料来源广泛，经济性好。缺点是能量水平和密度偏低，高、低温下力学性能变差。双基推进剂主要用于小型固体燃气发生器。

复合推进剂

Composite Propellant理论比冲为225～265秒（2200~2600牛?秒/千克），密度1.65~1.80克/立方厘米 。危险等级1.3级。复合推进剂使用单独的可燃剂和氧化剂材料，以液态高分子聚合物粘合剂作为燃料，添加结晶状的氧化剂固体填料和其它添加剂，融合凝固成多相物体。为提高能量和密度还可加入一些粉末状轻金属材料作为可燃剂，如铝粉（Al）。复合推进剂通常以粘合剂的化学名称来命名。氧化剂通常占推进剂总重量的60~90%，许多无机化学品可作为氧化剂，如高氯酸盐类（高氯酸钾、高氯酸胺、高氯酸锂），硝酸酯类（硝酸胺、硝酸钾、，硝酸钠），现在使用最多的是含氧量较高的高氯酸胺（AP，又称过氯酸胺）。高分子聚合物既用作可燃剂又作为粘合剂，常用的有聚硫橡胶、聚氨酯（PU）、聚丁二烯-丙烯腈（PBAN）、端羧基聚丁二烯(CTPB)、端羟基聚丁二烯（HTPB）、端羟基聚醚(HTPE)、聚氯乙烯等类。其他添加剂一般有：调节燃烧速度的燃速调节剂；改善燃烧性能的燃烧稳定剂；比用基本的粘合剂更好地改善力学性能的增塑剂；降低机械感度的安定剂；改善储存性能的防老化剂；改善工艺性能的稀释剂、润湿剂、固化剂和固化催化剂等类。除具有热塑性的聚乙烯类推进剂可使用压伸成型工艺外，一般都使用浇铸法制造，工艺简单，适宜于制造各种尺寸的药柱。复合推进剂综合性能良好，使用温度范围较宽，能量较高，力学性能较好，广泛用于各种类型的固体火箭发动机，尤其是大型火箭发动机。1942年美国研制出了沥青高氯酸钾复合推进剂，40年代末出现了第一代复合推进剂聚硫橡胶推进剂，现在常用的有PBAN和HTPB推进剂。民兵3和航天飞机固体助推器采用PBAN推进剂，“和平卫士”MX的一、二级使用HTPB推进剂，法国的M4使用CTPB推进剂，我国的巨浪-1也使用了CTPB复合推进剂。 改性双基推进剂包括复合改性双基推进剂（CMDB）和交联改性双基推进剂（简称XLDB）两类。理论比冲为260～270秒（2550~2646牛?秒/千克），密度1.75~1.80克/立方厘米 。危险等级1.1级。在双基推进剂的基础上大幅降低基本组分硝化纤维素和硝化甘油的比例，加入高能量固体组分，包括氧化剂（高氯酸胺AP，高能炸药黑索金[RDX]或奥克托金[HMX]等）和可燃剂（铝粉等）。硝化纤维素（含氮量12%左右）被硝化甘油塑化作为粘合剂，或是硝化纤维素和硝化甘油双基母体作粘合剂，硝化甘油还作为增塑剂，再加入一些添加剂，混合后使用压伸成型或浇铸成型工艺制成药柱，这就是复合改性双基推进剂（CMDB）。 在CMDB配方基础上加入高分子化合物作为交联剂，它内含的活性基团与硝化纤维素上残留(未酯化)的羟基发生化学反应生成预聚物，预聚物的大分子主链间生成化学键，交联成网状结构，预聚物作为粘合剂可以大幅改善推进剂的力学性能，这类推进剂就被称为交联改性双基推进剂（XLDB）。主要交联剂有异氰酸酯（如六亚甲基二异氰酸酯HDI、甲苯二异氰酸酯TDI）、聚酯（如聚乙交酯PGA）、聚氨酯（如聚乙二醇PEG）、端羟基聚丁二烯、丙烯酸酯等。 改性双基推进剂的能量水平高于复合推进剂，广泛用于各种战略、战术导弹。美国的“三叉戟C4”潜射战略导弹的所有三级发动机都使用了XLDB推进剂，称为XLDB-70，它的配方中固体填料达到70%（其中43%HMX / 8% AP / 19% Al），理论比冲2646牛?秒/千克。

火箭类别 按级数分类 单级火箭 多级火箭

按能源分类 化学火箭 核火箭 电火箭 光子火箭

按用途分类 卫星火箭 布雷火箭 气象火箭 防雹火箭 军用火箭

按有无控制分类 有控火箭 无控火箭

按结构形式分类 串联火箭 并联火箭

按射程分类 近程火箭 中程火箭 远程火箭 洲际火箭

发动机类别 化学火箭发动机 固体火箭发动机 液态火箭发动机 混合式火箭发动机 电气火箭发动机 电磁加速器发动机 核火箭发动机 激光脉冲火箭发动机 离子发动机 反物质火箭发动机 星际气体冲压火箭发动机

推进技术与航空动力装置

? 理想循环 ? 实际循环 ? 一维定常管流 ? 变流量管流 ? 火焰传播

? 扩散火焰 ? 火焰前峰 ? 两相燃烧 ? 燃烧不稳定性 ? 推进系统

? 进气道-发动机相容性 ? 进气总压畸变 ? 进气总温畸变 ? 进气旋流畸变 ? 畸变图谱

? 气动稳定性 ? [发动机]稳定性裕度 ? 飞机-发动机一体化 ? 飞行任务分析 ? 安装损失

? 安装推力 ? 安装耗油率 ? 吸空气发动机 ? 航空发动机 ? 活塞式发动机

? 燃气涡轮发动机 ? 涡轮喷气发动机 ? 涡轮风扇发动机 ? 涡轮螺旋桨发动机 ? 涡轮轴发动机

? 桨扇发动机 ? 冲压喷气发动机 ? 超燃冲压发动机 ? 脉冲喷气发动机 ? 火箭发动机

? 固体火箭发动机 ? 液体火箭发动机 ? 脉冲固体火箭发动机 ? 混合推进剂火箭发动机 ? 组合发动机

? 助推发动机 ? 垂直-短距起落动力装置 ? 推力转向发动机 ? 升力发动机 ? 升力风扇

其他科技名词

? 短寿命发动机 ? 发动机性能 ? 爆震 ? 外特性 ? 螺桨特性

? 推力 ? 功率提取 ? 单位推力 ? 单位迎面推力 ? 推重比

? 功重比 ? 耗油率 ? 热效率 ? 推进效率 ? 总效率

? 涵道比 ? 加力比 ? 最大状态 ? 最小加力状态 ? 中间状态

? 额定状态 ? 最大连续状态 ? 慢车状态 ? 经济巡航状态 ? 应急状态

? 反推力状态 ? 设计点-非设计点 ? 共同工作线 ? 速度特性 ? 高度特性

? 节流特性 ? 发动机加速性 ? 发动机减速性 ? 稳态性能 ? 瞬态性能

? 环境特性 ? 喷流噪声 ? 管道噪声 ? 叶片噪声 ? 机械噪声

? 燃烧噪声 ? 消声 ? 消声衬 ? 消声喷管 ? 气动声学设计

? 排放污染 ? 红外抑制 ? 发动机适用性 ? 单元体设计 ? 卸荷腔

? 密封装置 ? 推力平衡 ? 联轴器 ? 承力系统 ? 安装节

? 外压式进气道 ? 内压式进气道 ? 混压式进气道 ? 可调进气道 ? 进气道总压恢复

? 进气道唇口 ? 进气道喉道 ? 扩压器 ? 进气道附加阻力 ? 进气道外阻

? 进气道稳定裕度 ? 进气道动态响应 ? 进气道辅助进气门 ? 边界层泄除 ? 进气道动态畸变

? 畸变指数 ? 粒子分离器 ? 压气机 ? 轴流压气机 ? 离心压气机

? 组合压气机 ? 高压压气机 ? 低压压气机 ? 风扇 ? 增压级

? 压气机基元级 ? 压气机增压比 ? 压气机流道 ? 叶型 ? 叶栅

? 旋转失速 ? 喘振 ? 喘振边界 ? 喘振裕度 ? 叶轮

? 压气机转子 ? 压气机机匣 ? 叶片 ? 转子叶片 ? 整流叶片

? 导流叶片 ? 串列叶栅 ? 超声速通流级 ? 叶盘转子结构 ? 放气

? 机匣处理 ? 可控扩散叶型 ? 落后角 ? 叶栅稠度 ? 倾斜叶片

? 叶片阻尼凸台 ? 燃烧室 ? 分管燃烧室 ? 联管燃烧室 ? 环形燃烧室

? 直流燃烧室 ? 回流燃烧室 ? 突扩扩压器 ? 变几何燃烧室 ? 当量扩张角

? 火焰筒 ? 旋流器 ? 燃油总管 ? 燃油雾化喷嘴 ? 直射喷嘴

? 离心喷嘴 ? 空气雾化喷嘴 ? 蒸发管 ? 甩油盘 ? 传焰管

? 燃烧完全系数 ? 热阻 ? 当量比 ? 容热强度 ? 余气系数

? 油气比 ? 化学恰当比 ? 稳定燃烧边界 ? 点火边界 ? 点火高度

? 加温比 ? 出口温度分布 ? 一股流 ? 二股流 ? 主燃区

? 掺混区 ? 回流区 ? 气流穿透深度 ? 燃油浓度分布 ? 点火能量

? 燃烧产物 ? 燃烧模化准则 ? 涡轮 ? 动力涡轮 ? 自由涡轮

? 冲击涡轮 ? 反力涡轮 ? 涡轮进口温度 ? 导向器 ? 导向器叶片

? 叶片造型 ? 冲击冷却 ? 对流冷却 ? 气膜冷却 ? 发散冷却

? 复合冷却 ? 层板叶片 ? 定向结晶叶片 ? 单晶叶片 ? 对转涡轮

? 弯扭叶片 ? 可控涡设计 ? 主动间隙控制 ? 变几何设计 ? 加力燃烧室

? 外涵加力燃烧室 ? 旋流加力燃烧室 ? [内外涵]混合器 ? 火焰稳定器 ? 隔热防振屏

? 热堵塞 ? 催化点火 ? 软点火 ? 振荡燃烧 ? 排气系统

? 尾喷管 ? 尾喷口 ? 收敛-扩张喷管 ? 引射喷管 ? 塞式喷管

? 转向喷管 ? 反推力装置 ? 喷管膨胀比 ? 喷管底阻 ? 排气冲量

? 过度膨胀 ? 不完全膨胀 ? 完全膨胀 ? 空气螺旋桨 ? 桨距

? 螺旋桨进距比 ? 螺桨调速器 ? 转速同步器 ? 恒速螺桨 ? 变距螺桨

? 大距 ? 小距 ? 定距螺桨 ? 顺桨 ? 反桨

? 中间减速器 ? 体内减速器 ? 测扭机构 ? 燃油泵 ? 空穴

? 气蚀 ? 油滤 ? 调节器 ? 限制器 ? 金属刷密封

? 液[压]锁 ? 滑油泵 ? 油气分离器 ? 滑油通风器 ? 滑油热交换器

? 屑末探测器 ? 起动机 ? 超转离合器 ? 内部空气系统 ? 节流嘴

? 轮盘破裂转速 ? 叶片动频 ? 叶片颤振 ? 转子临界转速 ? 刚性转子

? 柔性转子 ? 刚性支承 ? 弹性支承 ? 支承刚度 ? 挤压油膜阻尼器

? 挠度限制器 ? 轴心轨迹 ? 叶盘耦合振动 ? 坎贝尔图 ? 转子平衡

? 本机平衡 ? 模态平衡 ? 热疲劳 ? 微动磨损疲劳 ? 蠕变疲劳

? 古德曼曲线 ? 载荷谱 ? 外物吞咽 ? 包容性 ? 发动机结构完整性大纲

? 空中停车率 ? 提前换发率 ? 工厂试车 ? 检验试车 ? 交付试车

? 长期试车 ? 全寿命试车 ? 150小时长期试车 ? 加速任务试车 ? 超温试车

? 超转试车 ? 飞行前规定试验 ? 定型试验 ? 转速悬挂 ? 最

? 风车试验 ? 推进风洞 ? 堵塞技术 ? 舱效应 ? 飞行慢车

? 地面慢车 ? 风车状态 ? 畸变容限 ? 核心机 ? 验证机

? 燃气发生器 ? 空中起动边界 ? 发动机飞行试验台 ? 发动机试车台 ? 发动机高空模拟试车台

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固体火箭发动机液体火箭发动机

液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机。常用的液体氧化剂有液态氧、四氧化二氮等，燃烧剂由液氢、偏二甲肼、煤油等。氧化剂和燃烧剂必须储存在不同的储箱中。1组成部分

液体火箭发动机一般由推力室、推进剂供应系统、发动机控制系统组成。

2推力室

推力室是将液体推进剂的化学能转变成推进力的重要组件。它由推进剂喷嘴、燃烧室、喷管组件等组成，见图。推进剂通过喷注器注入燃烧室，经雾化，蒸发，混合和燃烧等过成生成燃烧产物，以高速（2500一5000米/秒）从喷管中冲出而产生推力。燃烧室内压力可达200大气压（约20MPa）、温度3000～4000℃，故需要冷却。

3供应系统

推进剂供应系统的功用是按要求的流量和压力向燃烧室输送推进剂。按输送方式不同，有挤压式（气压式）和泵压式两类供应系统。挤压式供应系统是利用高压气体经减压器减压后（氧化剂、燃烧剂的流量是靠减压器调定的压力控制）进入氧化剂、燃烧剂贮箱，将其分别挤压到燃烧室中。挤压式供应系统只用于小推力发动机。大推力发动机则用泵压式供应系统，这种系统是用液压泵输送推进剂。

4控制系统

发动机控制系统的功用是对发动机的工作程序和工作参数进行调节和控制。工作程序包括发动机起动、工作。关机三个阶段，这一过程是按预定程序自动进行的。工作参数主要指推力大小、推进剂的混合比。

液体火箭发动机的优点是比冲高（250～500秒），推力范围大（单台推力在1克力～700吨力）、能反复起动、能控制推力大小、工作时间较长等。液体火箭发动机主要用作航天器发射、姿态修正与控制、轨道转移等。

液体火箭发动机是采用液体推进剂的火箭发动机的简称。液体推进剂由输送系统送到发动机泵前，经泵加压后进行发动机推力室的燃烧室进行燃烧或分解，将推进剂的公演能变为热能，产生高温高压燃气，通过推力室喷管膨胀，将热能变为动能，以高速方式从喷管内向外喷出，产生反作用力——推力，为火箭飞行提供所需的动力。

液体火箭发动机的工作过程一般包括启动、额定工作和关机。启动过程是火箭发动机接到启动指令，打开启动阀门至发动机推力达到额定工作状态的过程；额定工作过程是发动机性能参数处于设计参数工作状态；关机过程是发动机接到关机指令后，切断副系统和主系统的推进剂供应，推力迅速下降到零的过程。

液体火箭发动机主要由推力室、涡轮泵、燃气发生器、火药启动器和各种阀门、调节器、管路等组成。推进剂在推力室内的燃烧过程和膨胀过程非常复杂，因此对推力室内工作过程的分析非常困难。另外，在推力室的研制过程中必须解决燃烧的不稳定性问题。拉瓦尔式喷管是推力室的重要组成部分，喷管内型面的设计要在尽可能小的尺寸和结构重量下，使喷管内高温、高压燃气的流动过程接近于理想过程，能量损失最少而效率高。因此，对喷管构型的研究、流场性能的分析以及结构设计上的创新是推力室设计研制的重要课题。

涡轮泵是由气体涡轮、燃料泵和氧化齐泵等组成，其功用是由涡轮带动泵，将来自贮箱的推进剂的压力由几百千帕提高到几万千帕。然后再送入发动机推力室。涡轮泵结构复杂、工作条件苛刻、压头高，因此，设计效率高的涡轮泵也是发动机研制中的关键。

推进技术与航空动力装置

? 理想循环 ? 实际循环 ? 一维定常管流 ? 变流量管流 ? 火焰传播

? 扩散火焰 ? 火焰前峰 ? 两相燃烧 ? 燃烧不稳定性 ? 推进系统

? 进气道-发动机相容性 ? 进气总压畸变 ? 进气总温畸变 ? 进气旋流畸变 ? 畸变图谱

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